双侧进气突扩燃烧室流场数值模拟

采用有限体积法和SIMPLE算法对冲压发动机突扩燃烧室流场进行了数值模拟,湍流模型采用标准二方程湍流模型,燃烧模型采用EDM模型。给出了流场中速度、速度流函数、湍流强度以及温度的分布。分析了流场特征,并与无燃烧状态下的流场进行了比较。     

用三维激光多谱勒测速仪对共轴双旋翼悬停流场的测定

用三维激光多谱勒测速仪对共轴式双旋翼在悬停状态的流场进行了实验测量。测量了各测试点诱导速度沿三个方向（轴向,径向和周向）的分量,得到了两旋翼尾迹交汇,干扰下的流场直观图像和重要信息,为了对比,对单旋翼流场也进行了测试,并给出了二者之间的差别。     

喷管二维跨声速两相湍流流场的数值模拟

采用ＳＩＭＰＬＥ算法,结合分散颗粒轨道（ＰＳＩＣ）模型,在同位网格上实现了喷管中跨声速两相湍流流场的数值模拟。根据Ｒｈｉｅ,Ｃｈｏｗ提出的动量插值概念,以协变物理速度分量作为求解变量,完成跨声速气相流场的数值计算。湍流模式采用ｋ－ε双方程模型,计算结果与提供的实验数据相符合。     

平板上有叶片绕流的源项模型

将源项模型应用于叶片涡流发生器的数值模拟中, 以叶片在当地流场中产生的升力作为源项一个分量原型, 并引入了法向力作为源项另一个分量原型.该源项由叶片的形状、大小、位置以及来流条件等参数决定.在数值模拟中, 叶片位于平板上, 其高度约为当地边界层厚度的1/5.在相同计算条件下, 对"升力-法向力"源项模型计算结果和全网格计算结果及实验数据进行比较.源项模型可以得到与全网格数值模拟基本一致的诱导速度场和涡量场, 而网格量减少了65%.      

垂直于流向的截面中2D-PIV测量误差分析

常规二维粒子图像测速技术（2D-PIV）作为重要的流场测试手段,被越来越多地应用到各种类型的流场测量中。然而采用该技术对垂直于流向的截面进行测量时会产生明显误差,该误差是由2D-PIV原理中几何透视成像关系引起。本文分析了测量截面内有法向速度分量时透视误差产生原因及影响因素,建立了2D-PIV测量平面内的误差模型。通过实验测试验证了误差模型的正确性,确定了影响测量误差的关键参数为测量平面的法向速度和视场的离轴角。计算结果显示,最大透视误差可达法向速度的9.3%。根据误差模型进行分析,透视误差对流向涡类流场测量的影响主要为3个方面：改变流场速度量值大小、改变旋涡形状、改变旋涡的位置。最后,提出了一些减小误差的措施,为2D-PIV应用于垂直流向截面的测量提供了改进方法。     

大口径超高速平衡炮膛口流场特性分析

为了研究大口径超高速平衡炮的膛口流场特性,基于有限体积法,采用分块网格划分的整体运动处理方法,结合结构动网格技术,并采用N-S方程结合Realizable k-ε湍流模型,建立了膛口流场二维轴对称数值仿真模型。以300mm平衡炮为例,研究了1.72km/s,794m/s两种速度下的膛口流场特性。计算结果对比表明:1.72km/s初速的弹丸膛口流场与794m/s初速弹丸膛口流场结构相似,但其射流结构更加明显,流场结构整体略呈"狭长"状,火药燃气速度达到2.5km/s,但不能追赶并包围弹丸,弹丸速度达到Ma=4.03,1.0ms时基本摆脱了流场对其运动的影响。而常规初速弹丸流场结构呈"圆球"状,火药燃气对弹丸的影响较大,作用时间大于超高速发射情况,速度达到Ma=1.27,1.5ms时基本摆脱了流场对其运动的影响。     

涡旋式等离子体反应器流场的试验研究

本文给出了用激光多普勒测速仪（ＬＤＡ）测量涡旋式电弧等离子体化学反应器流场的实验研究结果。实验表明：这类等离子体反应器中，旋流切向速度分量和轴向速度分量径向分布划分成近轴，过渡和近壁区。喷入电弧等离子体射流对等离子体反应器流场的影响区域是近轴区，对过渡区和近壁区没有影响。提高旋流强度，轴向载面上旋流的两个速度分量轻向分布分别呈相似的分布形式，等离子体反应器呈层流流动状态。     

湍射流的三维LDV测量

对于湍射流下游（即喷口距离大于50倍直径处）的平均速度、脉动速度等流场性质的实验研究较多，而关于射流上游（喷口距离6倍直径内）的实验数据较少。为了测量低速湍射流的平均速度和脉动速度等流场性质，本文利用三维激光多普勒测速系统（3D LDV）对直径21mm的射流进行了湍流测量和流场分析，引入频移技术来确定速度的方向，因所用系统测量的三个速度分量彼此并不相互垂直，故进行了相应坐标变换，同时对测量系统装置和测量基本原理及实验方法进行了介绍，给出了流场脉动速度和湍流度等的实验结果。结果表明低速近喷口处湍射流的三个脉动速度分量、平均流速、射流宽度、雷诺应力等均呈规律性变化。     

基于内冲液的电火花小孔加工间隙流场仿真研究

电火花加工小孔时,间隙流场中的电蚀产物和气泡如果不能及时排出,会严重影响加工效率和加工质量。通过对电火花间隙流场特性分析,建立三维圆柱组合体间隙流场几何模型,运用FLUENT软件中VOF、DPM模型和二次开发功能来实现电蚀产物和气泡在底面加工间隙内不断随机生成,建立电火花小孔加工间隙流场气–液–固三相流耦合仿真模型,并加入中空内冲液排屑方法,仿真分析了不同冲液速度和不同加工深度下电蚀产物和气泡在间隙流场中的分布情况。对电蚀产物颗粒分布进行统计,表明增大内冲液速度能够促进电蚀产物排出,减少底面和侧面间隙内气泡相的浓度。加工深度越小,底面间隙处向上的速度越大,电蚀产物和气泡越容易排出。     

转、静盘腔径向出口流场与换热研究

采用SIMPLE算法对具有中心入射流的开式转静盘腔中的流动与换热进行了计算研究。计算了流场中 3D速度分量、温度场 ,得出了转静盘系层流流动的规律 ,分析了流场中出现旋涡的变化规律、出口截面的速度变化情况以及扩散项和对流项对温度场的影响     

非设计工况下离心叶轮内湍流场的LDV测量

利用激光多普勒测速仪(LDV)对后弯闭式离心叶轮内部气流在非设计工况下的流动进行了实验测量。对比描述了大于和小于设计流量时叶轮流道回转流面上主流速度的分布特点,径向流面上的速度矢量图更清晰地说明了不同进口条件导致流道内气流流动产生分离的位置、强度以及发展的差异。二次流矢量图表明流量的改变影响了离心力和哥氏力在流动中的作用,导致在垂直于主流方向引起截然不同的二次涡旋流动。      

D300mm×3420mm圆管内旋转流流场的LDV实验测量

利用激光多普勒测速仪（LDV）对直径D300mm×3420mm圆管内的旋转流场进行了实验测量,重点测量切向速度与轴向速度的分布以及湍流强度分布。测量结果表明圆管内的旋转流是Rankine涡结构形态,旋转流强度沿轴向存在着明显的衰减特性,且最大切向速度的径向位置沿轴向逐渐向内移动,即由上游的刚性涡逐渐向下游的准自由涡和刚性涡组合过渡;轴向速度的分布存在着很大的不均匀性,在r=0．5R区域存在一个轴向速度的低速区,甚至出现上行,但在轴向位置z〉10R后轴向速度全部向下,并向均匀分布发展;圆管内的切向湍流强度比轴向湍流强度大一倍,两者的湍流强度在准自由涡区径向分布比较平均,中心刚性涡区域的湍流强度比较高,而且随轴向位置的变化衰减不明显。     

离心叶轮内三维湍流流场的LDV测量

应用激光多普勒测速仪和旋转编码器实现了对后弯闭式离心叶轮内三维湍流流场的测量。较详细地描述了设计工况下回转流面上主流速度的分布特点 ;绘出了径向流面上速度矢量分布图 ,结果表明在旋转流场中 ,流体粘性对气流方向具有不可忽视的作用 ;实验测量还得到了在曲率和旋转因素的综合作用下 ,流道中部和出口处产生的由强到弱的二次流涡 ,涡面垂直于主流方向     

涡轮叶栅端壁区流动的实验研究

本文在大尺寸低速开式叶栅传热风洞中对一种高压涡轮导向叶栅中的流场进行了实验研究。采用五孔针对5个雷诺数下的叶栅端壁区三维流场进行了测量,并用线簇和小球浮动法对5个工况的流动进行了流场显示。实验结果表明:马蹄涡压力面分支在向吸力面运动的过程中,破坏了来流附面层的结构,在马蹄涡压力面分支之后,叶栅通道中产生了一个新的从压力面到吸力面的新附面层,新附面层的厚度小于来流附面层厚度;三维流动区约占叶栅通道的40%;雷诺数的增大将增强端壁区的三维流动。从流场显示图片可以观测叶片吸力面靠近端壁的角涡形成与发展,以及吸力面上的三角形区域;流场显示的通道涡大小与流场测量结果吻合。本文的实验结果有助于分析端壁表面和叶片表面换热特性的形成机理。      

k-ε（RNG）、LES模拟建筑物周围气流特征及湍流扩散的风洞试验验证

采用k-ε（RNG）与LES湍流模型在来流与建筑物迎风侧呈不同角度的情形下,模拟了位于立方体建筑物顶部污染源所排放污染物的流动和扩散规律,并与相应的风洞试验结果进行了比较。流场分析结果表明：数值模拟能够较好地模拟建筑物顶部回流、背风侧空腔区以及再附着点等。浓度场分析结果表明：来流与建筑物成45°时,建筑物顶部回流区与背风侧空腔区的数值模拟结果略低于风洞试验结果;来流与建筑物成90°时,建筑物顶部回流区数值模拟结果略高于风洞试验结果,而背风侧空腔区的数值模拟结果与风洞试验结果基本一致。综合分析表明：建筑物周围的流场影响浓度场的分布,LES、k-ε（RNG）模型都能够较好地模拟建筑物周围的流动和扩散规律,两种模型相比,LES模型与风洞试验吻合得更好。总之,风洞试验和数值模拟相结合能较好地研究建筑物对流动和扩散的影响。     

大攻角非对称流动的非定常弱扰动控制

 研制了一种新的大攻角细长旋成体非对称涡的主动控制技术, 即在细长旋成体头部施加非定常弱扰动来控制头部非对称背涡。应用七孔探针测量的空间截面流场揭示了非定常控制下非对称涡变成对称涡的流态特征。测力试验研究结果表明该方法不仅能完全消除背涡的非对称性及其产生的侧向力, 并且有效控制攻角范围从30b直到80b。     

汽车尾迹区涡流频率特性实验分析

基于模型风洞实验台架,对汽车模型外流场尾迹区流动结构进行实验研究。采用热线风速仪,对外流场尾迹区中选定测点处的三维速度场进行采样。针对速度场的采样数据,进行功率谱密度分析,探讨了汽车尾迹区破裂涡流的频率特性及其变化规律。分析结果得出：流体微团随着流场整体运动的同时,在其运动轨迹附近进行三维脉动。     

四种风洞收缩段流场特性对比

基于西北工业大学高亚声速平面叶栅风洞,测量了维氏收缩段的出口流场,发现其方向场品质较差,相比速度场和总压场,核心区沿周向减小了15%。对四种收缩段进行数值模拟后,对比了收缩段的出口核心区、均匀性及分离特性,发现维氏曲线在前部收缩,进口收缩过急引起旋涡,但出口稳流段较长,因此出口均匀性更好。双三次曲线在后部收缩,主流区顺压梯度更大,因此附面层更薄,气流偏角更小,分离特性更好,但出口过冲更大。现有维氏收缩段的三维结构在拓宽核心区同时对气流扰动较大,恶化速度场与方向场,气流偏角增加最大达43%。进口管径对双三次收缩段的流场特性影响不大。     

基于涡流发生器的风洞侧壁附面层控制

为降低风洞侧壁附面层对半模型数据的影响,在前期数值模拟的基础上,研制了一种适用于2.4m跨声速风洞半模型试验段侧壁的梯形涡流发生器,并进行了试验验证.结果表明:加装涡流发生器效果明显,亚声速范围内能够使附面层厚度降低20%~30%,对主气流均匀性影响可忽略;加装后半模型零升阻力系数降低,升力线斜率增大,压力中心向机身移动,体现了明显的附面层减薄效果,证明所研制的涡流发生器可应用于亚声速半模型试验中.      

Characterization of an acoustic liner by means of Laser Doppler Velocimetry in a subsonic flow

This paper describes a new experimental approach to acoustic liner characterization in the presence of a grazing flow. The traditional methods of measurement use microphones to determine liner impedance. The in situ method in particular requires the simultaneous use of two microphones. The first is mounted flush with the surface of the liner grazed by the flow and the second is flush-mounted to the rear face of the liner. However, this method is invasive and assumes the reaction of the liner to be independent of the incidence of the waves (locally-reacting liner). The approach suggested here is radically different since Laser Doppler Velocimetry (LDV) is used to measure the acoustic perturbation of velocity, or acoustic velocity. This latter allows us to determine the acoustic displacement, which is the key parameter in Galbrun's linear theory for assessing the perturbation of pressure and the field of active intensity. The wall impedance and the propagation paths of acoustic energy in the presence of the liner may be deduced without any assumption and non-invasively. This approach was applied for characterizing a resistive liner in a test bench specially designed for aeroacoustic measurements, with a 2D LDV system. The flow was turbulent and the measured nominal Mach number was 0.13. The impedance and field of active intensity were then obtained. A comparison was carried out between the new approach and the in situ method using microphones. According to previous theoretical works in the literature and the presented test results, one has to be cautious about the definition of the impedance when performing in-flow acoustic measurements.